7.9. Путевое равновесие самолета

Путевым равновесием называется состояние самолета, при котором его центр масс движется прямолинейно и равномерно и самолет не вращается вокруг вертикальной оси. Для обеспечения путевого равновесия необходимо, чтобы M_у пр = М_у л или P_л  а + X_пр  в = P_пр  б + + X_л  c (рис. 7.13).

Рис. 7.13. Путевое равновесие

Факторы, нарушающие путевое равновесие самолета:

– нарушение геометрической симметрии,

– возникновение скольжения,

– изменение режима работы двигателей,

– отказ одного двигателя,

– порыв ветра.

Восстановление путевого равновесия осуществляется путем отклонения руля направления в необходимую сторону.

Между поперечным и путевым равновесием существует тесная связь. Нарушение поперечного равновесия приводит к нарушению путевого, и наоборот.

7.10. Путевая устойчивость самолета

Путевой (или флюгерной) устойчивостью самолета называется способность его самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия. Для обеспечения путевой устойчивости необходимо создание восстанавливающего момента (M_{y восст}) при появлении угла скольжения () на самолете.

Рис. 7.14. Путевая устойчивость самолета

Предположим, что под действием порыва ветра самолет развернулся на угол  (рис. 7.14). При полете со скольжением нарушается симметрия обтекания самолета, в результате чего возникают сила Z_ и M_{y восст}. Сила Z_ расположена в боковом фокусе самолета и создает восстанавливающий момент M_{y восст}, который будет уменьшать угол скольжения, возвращая самолет в первоначальное состояние путевого равновесия.

На путевую устойчивость влияют площадь киля, центровка самолета, угол атаки, положение закрылков и скорость полета.

7.11. Поперечная устойчивость самолета

Поперечной устойчивостью самолета называется способность его самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать первоначальное состояние поперечного равновесия.

Пусть самолет под действием порыва ветра накренился на левое полукрыло (рис. 7.15). В результате скольжения на опущенное полукрыло подъемная сила левого полукрыла увеличивается, а правого уменьшается, возникает разность подъемных сил Y_л и Y_пр и восстанавливающий момент крена М_х(ΔY).

Рис. 7.15. Поперечная устойчивость самолета

Факторы, влияющие на поперечную устойчивость самолета:

– затенение крыла фюзеляжем при скольжении,

– положительное поперечное V крыла,

– угол атаки,

– высота полета,

– выпуск закрылков,

– скорость полета.

Совокупность поперечной и путевой устойчивости – называют боковой устойчивостью самолета. Параметром, характеризующим боковую устойчивость самолета, является коэффициент :

При больших значениях коэффициента самолет обладает завышенной поперечной устойчивостью, что приводит к боковой раскачке самолета. При малых значениях коэффициента самолет имеет завышенную путевую устойчивость, что приводит к спиральной неустойчивости самолета.

7.12. Путевая и поперечная управляемость самолета

Путевое управление самолетом DA 42 осуществляется при помощи педалей. Это означает, что координированность полета на всех этапах и во всех конфигурациях обеспечивается согласованным воздействием на руль направления и элероны. При выпущенном шасси и при положительной задней центровке, с убранными закрылками и под полным дросселем самолет легко выходит из скольжения при нейтральном положении триммеров, в противном случае может потребоваться умеренная корректировка рулем направления.

Путевая управляемость оценивается следующими показателями:

– тяжесть путевого управления: показывает, какое усилие необходимо приложить на педаль для того, чтобы накренить самолет на 1°;

– эффективность путевого управления: показывает, сколько необходимо израсходовать руля направления для того, чтобы накренить самолет на 1°.

При отклонении элеронов изменяется кривизна, а следовательно, и характер обтекания той части крыла, которая расположена перед элеронами. В результате разных условий обтекания полукрыльев возникает разность подъемных сил Y_л и Y_пр. Эта разность создает кренящий момент относительно продольной оси, под действием которого самолет начинает вращаться в сторону повернутого штурвала.

Оценивается поперечная управляемость следующими показателями:

– тяжесть поперечного управления: показывает, какое усилие необходимо приложить к штурвалу, чтобы заставить вращаться самолет с угловой скоростью 1 рад/с;

– эффективность элеронов: показывает, на сколько градусов необходимо отклонить элероны, чтобы заставить самолет вращаться с угловой скоростью 1 рад/с.